Управление угловым движением наноспутника на основе комплекса гравитационный стабилизатор - микрореактивные двигатели тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.13.01, кандидат наук Петухов, Роман Андреевич

• Петухов, Роман Андреевич
• кандидат наук
• 2015

Оглавление диссертации кандидат наук Петухов, Роман Андреевич

Оглавление

Стр.

Вводимые обозначения и сокращения

Введение

Глава 1. Формирование облика КА на основе комплекса

ГС-мРД

1.1. Общие требования к КА и обзор существующих решений

1.2. Устройство и принцип работы предлагаемого комплекса

1.3. Возможные конструктивные схемы мРД

1.4. Вариант конструкции К А с аэродинамическим экраном

1.5. Разработка способов предварительного успокоения, ориентации (переориентации) и стабилизации КА

Выводы по главе 1

Глава 2. Разработка математической модели углового и

орбитального движения КА на основе комплекса

ГС - мРД

2.1. Модель орбитального движения центра масс КА

2.2. Модель углового движения КА

2.3. Модели моментов внешних сил

2.3.1. Модель гравитационного момента

2.3.2. Модель момента от демпфера

2.3.3. Модель управляющего момента от мРД

2.4. Возмущающие моменты и варианты упрощения математической модели

Выводы по главе 2

Глава 3. Разработка системы управления угловым движением

КА на основе комплекса ГС - мРД

3.1. Формирование облика и требований к системе

управления

Стр.

3.2. Основные режимы функционирования и возможный аппаратный состав системы управления

3.3. Разработка методики оценки количества мРД в основных режимах функционирования системы управления

3.3.1. Пассивный режим и устойчивость КА

3.3.2. Режим предварительного успокоения КА

3.3.3. Режим ориентации (переориентации) КА

3.3.4. Режим стабилизации КА

Выводы по главе 3

Глава 4. Исследование процессов управления угловым

движением КА на основе комплекса ГС - мРД

4.1. Подготовка уравнений движения КА к моделированию

4.2. Разработка компьютерной модели

4.3. Выбор параметров моделирования

4.4. Компьютерное моделирование основных режимов функционирования системы управления угловым

движением КА

4.4.1. Моделирование пассивного режима

4.4.2. Моделирование режима предварительного

успокоения КА

4.4.3. Моделирование режима ориентации (переориентации)

КА

4.4.4. Моделирование режима стабилизации КА

4.5. Увеличение точности ориентации КА

Выводы по главе 4

Общие выводы по работе

Список используемой литературы

Приложение

Вводимые обозначения и сокращения

АЦП - аналогово-цифровой преобразователь

БВ - бортовой вычислитель

ГБВ - генератор бортового времени

ГНСС - глобальная навигационная спутниковая система

ГС - гравитационный стабилизатор

ДУ — датчик угла

ДУС - датчик угловой скорости

ЗР - задатчик режима

КА - космический аппарат

КП - командный пункт

МГ - местная горизонталь

мРД — микрореактивный двигатель

МЭМС - микро-электро-механическая система

НП - направление полета

РБ - разгонный блок

РМ - -радиомодуль

РН - ракета-носитель

СК - система координат

СУ - система управления

ТМИ - телеметрическая информация

ЦАП - цифро-аналоговый преобразователь

ЦМ - центр масс

ЦТ - центр тяжести

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Управление угловым движением наноспутника на основе комплекса гравитационный стабилизатор - микрореактивные двигатели»

Введение

Актуальность темы

Обзор современной литературы [1-16, 21, 23, 25, 27, 30, 31, 33, 34, 37, 40, 41, 53, 54, 56-61] показывает, что во всем мире проявляется значительный интерес к малым и сверхмалым космическим аппаратам (КА) различного целевого назначения. Это связано как с возможностью снизить стоимость КА при сохранении эффективности выполнения миссии за счет уменьшения массо-габаритных характеристик аппаратного состава КА — развития технологий микро-электро-механических систем (МЭМС, MEMS - Micro-Electro-Mechanical Systems [65]), так и с перспективами применения орбитальных группировок (кластеров) таких аппаратов, выводимых на рабочую орбиту одним носителем.

В соответствии с общепринятой международной классификацией [7, 23, 41, 64] малые К А можно разделить по массе следующим образом (Рис. В.1).

масса КА

фемтоспутники

<0,1 кг

пикоспутники - 0,1... 1 кг наноспутники - 1...10 кг

микроспутники - 10... 100 кг миниспутники - 100... 1000 кг

Рис. В.1. Классификация малых КА по массе

Следует отметить, что, с учетом современного уровня аэрокосмических технологий, особое внимание со стороны научно-технического сообщества уделяется аппаратам с массой от 1 до 10 кг - так называемым наноспутникам.

Далее в работе под обозначением КА будет подразумеваться наноспутник.

В настоящее время в разработке, создании и летной отработке наноспутников активно продвигаются вперед европейские страны (аппараты NanosatOl, UWE-1, Compass-1, Rubin-8-AIS, Delfi-C3, AAUSAT-II, NCube-2), США (аппараты SPHERES), Канада (аппараты CanX-2/4/5, BRITE, NLS-5), Япония (аппараты HITSAT, SEEDS, CUTE 1.7, CubeSatXI-V) и некоторые другие (аппараты LENS, Pehuensat-1). Заметных же отечественных работ по этой тематике пока не наблюдается.

В современной литературе [40-42, 56, 59, 64] признается, что группировки таких аппаратов в будущем позволят решить ряд перспективных научно-технических и оборонных задач, которые силами традиционных одиночных спутников трудно или вовсе не реализуемы. Это, например, создание и развертывание на околоземных орбитах:

- сверхапертурных космических комплексов наблюдения;

- систем долгоживущих ложных целей;

- распределенных систем мониторинга транспортных средств;

- группировок К А космической рекламы и другое.

При этом необходимо организовать групповое координированное орбитальное движение наноспутников (один из возможных способов [24] приведен в приложении П.1).

Помимо рациональной организации относительного движения КА в составе орбитальной группировки для достижения поставленных целей актуальной научно-технической задачей является управление угловым движением каждого наноспутника. Причем это важно как на этапе разделения КА с ракетой-носителем (РН) или разгонным блоком (РБ) - это

задача предварительного успокоения наноспутника, - так и на протяжении орбитального полета и выполнения целевой программы КА - это задачи ориентации (переориентации) и стабилизации.

Для решения приведенных выше целевых задач необходимо обеспечить длительную угловую ориентацию наноспутника в орбитальной системе координат (CK) таким образом, чтобы соответствующая ось каждого КА группы была направлена на притягивающий центр (планету). При этом, с целью минимизации энергетических затрат на выполнение целевых задач наноспутником, а также увеличения срока его активного существования, целесообразно реализовать пассивную или комбинированную (активно-пассивную) систему управления (СУ) угловым движением КА.

В соответствии с [29], методы стабилизации космических аппаратов можно разделить на: 1) пассивные, использующие гравитационные силы, аэродинамические силы, стабилизацию вращением, стабилизацию давлением солнечных лучей; 2) активные, использующие реактивные двигатели, двигатели-маховики, моментные магнитоприводы; 3) комбинированные (активно-пассивные), использующие различные комбинации активных и пассивных систем.

Обзор литературы [1-16, 21, 23, 25, 27, 30, 31, 33, 34, 37, 40, 41, 53, 54, 56-61] показал, что системы управления угловым движением современных зарубежных наноспутников являются преимущественно активными, использующими в качестве органов управления моментные магнитоприводы [68], двигатели-маховики и миниатюрные реактивные двигатели.

В классе миниспутников в 2010 году был начат шведский космический эксперимент Prisma [26, 28], в рамках которого отрабатывалось координированное движение активного спутника Mango относительного пассивного Tango (по командам наземного пункта управления).

Необходимо отметить, что реализованные технические решения по управлению миниспутниками не позволяют перенести опыт подобных аппаратов на класс перспективных наноспутников, то есть готовых пассивных или комбинированных (активно-пассивных) наноспутниковых платформ, обеспечивающих длительное поддержание заданной ориентации КА в орбитальной СК, не существует.

Для решения задач управления угловым движением КА в работе предлагается использовать активно-пассивный (комбинированный) комплекс [42, 44-51] гравитационный стабилизатор (ГС) -микрореактивные двигатели (мРД) (далее комплекс ГС - мРД), не имеющий прямых аналогов в классе наноспутников, длительно сохраняющих угловую ориентацию в орбитальной СК. При этом в качестве пассивной части комплекса выступает гравитационный стабилизатор, а в качестве активной - микрореактивные двигатели. Следует отметить, что в настоящее время мРД [63, 64] считают наиболее инновационными разработками в области двигательных МЭМС [65] космического назначения.

Преимущества предлагаемого активно-пассивного комплекса заключаются в малых массо- и энергозатратах при процессах предварительного успокоения, ориентации (переориентации) и стабилизации КА, длительном времени его штатной работы (за счет пассивной части), эффективности применения мРД (активной части) для наноспутников, малой стоимости и повышенной надежности относительно традиционных активных решений.

Целью диссертационной работы является формирование облика наноспутника на основе активно-пассивного (комбинированного) комплекса ГС - мРД и исследование процессов предварительного успокоения, ориентации (переориентации) и стабилизации КА,

осуществляющих длительную угловую ориентацию в орбитальной системе координат, в том числе в составе орбитальной группировки.

Для достижения поставленной цели требуется решить следующие основные задачи:

- формирование облика наноспутника на основе предлагаемого активно-пассивного (комбинированного) комплекса ГС - мРД;

- разработка способов предварительного успокоения, ориентации (переориентации) и стабилизации наноспутника на основе комплекса ГС -мРД;

- разработка нелинейной математической модели углового и орбитального движения наноспутника на основе комплекса ГС - мРД и соответствующей компьютерной модели;

-разработка функциональной схемы системы управления угловым движением наноспутника на основе комплекса ГС - мРД и алгоритмов работы блока управления микрореактивными двигателями;

- разработка методики оценки количества микрореактивных двигателей, необходимого для реализации процессов предварительного успокоения, ориентации (переориентации) и стабилизации наноспутника на основе комплекса ГС - мРД;

- проведение компьютерного моделирования процессов предварительного успокоения, ориентации (переориентации) и стабилизации КА на основе комплекса ГС - мРД для типовых параметров наноспутников и выбранных параметров управления;

- определение целесообразности применения комплекса ГС - мРД для наноспутников, осуществляющих длительную угловую ориентацию в орбитальной системе координат, в том числе в составе орбитальной группировки.

Методы исследований

Проведенные в диссертационной работе разработки и исследования базируются на современных методах математического моделирования, теории нелинейных дискретных и непрерывных систем автоматического управления, классических представлениях теоретической физики о движении твердого тела, математической логике.

Научная новизна

К числу новых научных результатов относятся:

1. Разработка способов [44] предварительного успокоения, ориентации (переориентации) и стабилизации наноспутника на основе комплекса ГС - мРД.

2. Разработка методики оценки количества микрореактивных двигателей, необходимого для реализации процессов предварительного успокоения, ориентации (переориентации) и стабилизации наноспутника на основе комплекса ГС - мРД.

3. Разработка функциональной схемы системы управления угловым движением наноспутника на основе комплекса ГС — мРД и алгоритмов работы блока управления микрореактивными двигателями.

4. Разработка нелинейной математической модели углового и орбитального движения наноспутника на основе комплекса ГС - мРД и соответствующей компьютерной модели.

5. Результаты компьютерного моделирования процессов управления угловым движением наноспутника на основе комплекса ГС - мРД.

Практическая ценность работы заключается в том, что предложенные в работе способы [44], модели и методики могут применяться (и применяются) при разработке и проектировании перспективных наноспутников на основе комплекса ГС - мРД, осуществляющих длительную угловую ориентацию в орбитальной системе координат, в том числе в составе орбитальной группировки.

Внедрение результатов работы

Результаты диссертационных исследований нашли применение при проектировании перспективных малых спутников ОАО «ВПК «НПО машиностроения» (темы «Опыт» и «Отблеск»), Также, основные положения и результаты диссертационной работы были использованы в НИР «Многоуровневая авиационно-космическая система» [42], выполненную ОАО «ВПК «НПО машиностроения» по ФЦП «Научные и научно-педагогические кадры инновационной России» (госконтракт № П 608 от 06.08.2009).

Апробация работы

Основные результаты диссертационной работы докладывались и обсуждались на ряде конференций:

1) Вторая международная научно-техническая конференция Аэрокосмические технологии (Реутов, 2009).

2) XXXIV академические чтения по космонавтике (Москва, 2010).

3) XXXV академические чтения по космонавтике (Москва, 2011).

4) Десятый международный симпозиум Интеллектуальные системы (Вологда, 2012).

Публикации

По материалам диссертационной работы получен патент [44] Российской Федерации и подана заявка [24] на изобретение. Опубликовано 10 научных работ, из них 3 работы - в ведущих рецензируемых журналах и изданиях, рекомендованных ВАК РФ.

Структура и объем диссертационной работы

Диссертационная работа состоит из введения, четырех глав, общих выводов по работе, списка используемой литературы и приложения. Общий объем 168 страниц, в том числе 90 рисунков и 13 таблиц.

Основные положения, выносимые на защиту

1. Для осуществления процессов предварительного успокоения, ориентации (переориентации) и стабилизации наноспутника в орбитальной системе координат применяется активно-пассивный комплекс, представляющий собой комбинацию в виде гравитационного стабилизатора (пассивная часть) и микрореактивных двигателей (активная часть), задействуемый разработанным и запатентованным способом [44].

2. Для наноспутников на основе комплекса ГС - мРД, движущихся по планетоцентрическим орбитам и осуществляющих длительную угловую ориентацию в орбитальной системе координат (в том числе в составе орбитальной группировки), задействование микрореактивных двигателей в процессах предварительного успокоения, ориентации (переориентации) и стабилизации КА осуществляется блоком управления микрореактивными двигателями в соответствующем режиме функционирования системы управления угловым движением наноспутника по разработанным алгоритмам.

3. Расчет количества микрореактивных двигателей, необходимого для реализации процессов предварительного успокоения, ориентации (переориентации) и стабилизации наноспутника на основе комплекса ГС — мРД, осуществляется по разработанной методике.

4. За счет задействования микрореактивных двигателей достигается существенное увеличение точности и быстродействия управления угловым движением наноспутника (по сравнению с пассивной системой управления).

Глава 1. Формирование облика КА на основе комплекса ГС - мРД

Объектом исследования в работе является наноспутник на основе предложенного активно-пассивного комплекса ГС - мРД, в частности, процессы управления угловым движением КА.

На первом этапе работы представляется целесообразным формирование облика этого нового объекта управления.

Для этого необходимо сделать следующее.

Исходя из представленных ранее целевых задач наноспутников (длительно сохраняющих угловую ориентацию в орбитальной системе координат), необходимо сформировать общие требования к таким аппаратам и провести обзор существующих технических решений. Указать, в чем заключаются их недостатки.

Затем, необходимо описать устройство и принцип работы предлагаемого активно-пассивного комплекса ГС - мРД, указать его преимущества. Разработать способы предварительного успокоения, ориентации (переориентации) и стабилизации наноспутника на основе комплекса ГС - мРД, принципиальную схему КА, возможные конструктивные схемы микрореактивных двигателей.

Следует отметить, что по разработанным в данной главе способам управления угловым движением наноспутника, получен патент [44] Российской Федерации.

1.1. Общие требования к КА и обзор существующих решений

Исходя из указанных во введении целевых задач наноспутников, требования их длительного ориентирования в орбитальной СК, а также минимизации энергетических затрат и увеличения срока активного существования, можно сформулировать следующие общие требования к КА:

- масса аппарата от 1 до 10 кг;

- пассивная или комбинированная система стабилизации;

- ориентирование аппарата в орбитальной СК;

- СУ не должна зависеть от наличия магнитного поля или атмосферы планеты;

- аппаратный состав на основе технологий МЭМС.

Как отмечалось ранее, обзор современной литературы [1-16, 21, 23, 25, 27, 30, 31, 33, 34, 37, 40, 41, 53, 54, 56-61] показал, что СУ угловым движением зарубежных наноспутников являются преимущественно активными, использующими в качестве органов управления моментные магнитоприводы (Рис. 1.1). Зависимость СУ от магнитного поля Земли накладывает определенные ограничения [43], на орбиты КА, а также не позволяет применять их для других планет. При ориентировании таких наноспутников в орбитальной СК необходимо постоянно управлять магнитоприводами и, тем самым, затрачивать энергию.

Рис. 1.1. Наноспутник типа Кубсат

В последние годы популярной платформой для наноспутников за рубежом является так называемый Кубсат [5, 57] (Рис 1.1). Конструкция

представляет собой куб с ребром -10 см. Поскольку тензор инерции такой конструкции достаточно симметричен, то для поддержания заданной ориентации соответствующей оси КА необходимо постоянно задействовать органы управления. Данное обстоятельство не располагает к созданию энергоэффективных, длительно сохраняющих заданную ориентацию наноспутников на основе такой платформы [69].

Многие другие выведенные на орбиту наноспутники являются тем или иным вариантом платформы Кубсат и, по сути, не сильно от нее отличаются.

Определенный интерес представляет эксперимент SPHERES (США) [40], имеющий целью отработку технологии создания кластеров из наноспутников (в форме сфер), точно позиционированных один относительно другого. Однако СУ угловым движением у этих аппаратов является активной (основанной на использовании жидкого углекислого газа) и непригодна для задач длительного ориентирования наноспутников в орбитальной системе координат.

1.2. Устройство и принцип работы предлагаемого комплекса

При формировании облика наноспутника на основе перспективного комплекса ГС - мРД (с учетом изложенных выше требований) представляется целесообразным использование гравитационного поля планеты (поскольку, в отличие от магнитного поля и атмосферы, оно всегда присутствует) совместно с передовыми МЭМС разработками в области двигательных систем.

Для осуществления пассивной гравитационной ориентации наноспутника на планету целесообразно использовать гравитационный стабилизатор [43], а для активной ориентации - микрореактивные двигатели [63, 64].

При этом с целью минимизации энергозатрат на процессы управления угловым движением наноспутника на основе комплекса ГС -

мРД целесообразно располагать микрореактивные двигатели на максимальном удалении (плече) от центра масс (ЦМ) космического аппарата.

Предложенный в работе активно-пассивный (комбинированный) комплекс ГС-мРД [42, 44-51] может применяться для наноспутников, движущихся по планетоцентрическим (в частности, геоцентрическим) орбитам, и предназначен для поддержания ориентации (стабилизации) соответствующей оси КА на гравитационный центр планеты (в том числе -для трехосной ориентации КА). Также с помощью комплекса ГС - мРД могут решаться задачи предварительного успокоения наноспутника после его отделения от РН (РБ) и задача переориентации КА из одного гравитационно-устойчивого положения в другое гравитационно-устойчивое положение.

Пассивная часть комплекса ГС - мРД представляет собой гравитационный стабилизатор и демпфер, рассеивающий энергию углового движения наноспутника. Назначение ГС состоит в создании ориентирующего гравитационного момента за счет особой конфигурации эллипсоида инерции КА, например, путем выдвижения балансировочного груза по типу гравитационной штанги. Таким образом, соответствующая ось наноспутника будет стремиться к устойчивому положению по направлению ЦМ планеты.

Активная часть комплекса ГС - мРД представляет собой блок микрореактивных двигателей. Размещение этого блока на наноспутнике соответствует максимизации реактивного момента от мРД относительно центра масс аппарата и целесообразно на дальнем конце ГС.

В соответствии с размерностью КА предварительное успокоение, ориентация (переориентация) и активная стабилизация наноспутника производятся посредством твердотопливных и/или жидкостных мРД (разработанных по технологии микро-электро-механических систем). При этом многократная ориентация и активная стабилизация КА с

жидкостными мРД производится с их периодической заправкой унитарным или двухкомпонентным топливом.

Принципиальная схема наноспутника на основе активно-пассивного комплекса ГС - мРД приведена на Рис. 1.2.

КА

Как отмечалось ранее во введении, преимущества предложенного активно-пассивного комплекса заключаются в малых массо- и энергозатратах при процессах предварительного успокоения, ориентации (переориентации) и стабилизации КА, длительном времени его штатной работы (за счет пассивной части), эффективности применения мРД (активной части) для наноспутников, малой стоимости и повышенной надежности относительно традиционных активных решений.

1.3. Возможные конструктивные схемы мРД

На Рис. 1.3, 1.4 показаны возможные конструктивные схемы твердотопливных и жидкостных [70] мРД, которые могут быть применены в предложенном активно-пассивном комплексе.

камера сгорания

капилляр

реактибное сопло

клапан

боспламенитель

камера сгорания

заряд тбердого топлиба

боспламенитель

В работе рассматриваются преимущественно твердотопливные мРД.

Твердотопливный заряд (Рис. 1.3) заключен между миниатюрными силовыми элементами в камере сгорания. При подаче электроимпульса на воспламенитель происходит поджиг топлива, разрыв защитной диафрагмы и создание реактивной тяги от газов, истекающих из реактивного сопла.

х . реактибное сопло

силобая обечайка Г

защитная диафрагма

силобой экран к блоку управления мРД

Рис. 1.3. Конструктивная схема твердотопливного мРД

силобой экран

силобая обечайка

унитарное

жидкое топлибо

топлибному баку

защитная подбижная диафрагма

к блоку -> управления

/негорючий пористый накопитель жидкого топлиба мРД

Рис. 1.4. Конструктивная схема жидкостного мРД

Возможная конструктивная схема однокомпонентного жидкостного мРД (Рис. 1.4) отличается наличием системы заправки камеры сгорания и многоразовой подвижной защитной диафрагмой. При осуществлении заправки унитарное топливо из топливной емкости через клапан и капилляр наполняет пористый накопитель. После окончания заправки клапан закрывается. При подаче сигнала на поджиг открываются створки

диафрагмы и выдается электроимпульс на воспламенитель. После выгорания топлива створки диафрагмы закрываются и повторяется цикл заправки.

1.4. Вариант конструкции КА с аэродинамическим экраном

При наличии у планеты атмосферы достаточной плотности, для задачи поддержания трехосной ориентации наноспутника на низких орбитах помимо мРД может применяться буксируемый аэродинамический экран [44, 67]. На Рис. 1.5 приведен возможный вариант конструкции КА, осуществляющего дополнительную стабилизацию по направлению полета (НП).

Рис. 1.5. Конструктивная схема КА, использующего пассивную аэродинамическую ориентацию (стабилизацию) по направлению полета

Благодаря применению предложенной конструктивной схемы наноспутника осуществляется трехосная (в том числе только безрасходная пассивная) ориентация (стабилизация) КА, основанная как на градиенте гравитационного поля планеты, так и на взаимодействии с остаточной атмосферой наноспутника и аэродинамического экрана, имеющих существенно разные баллистические коэффициенты [44]. Трос,

соединяющий КА и аэродинамический экран, имеет нулевую изгибную жесткость (таким образом, трос работает только на растяжение). Для исключения возможной закрутки аэродинамического экрана и передачи возмущений на наноспутник используется вертлюг. В аэродинамическом экране сделано полюсное отверстие, обеспечивающее организованное истечение захваченной остаточной атмосферы. Конструкция КА с двумя ГС обеспечивает его симметрию относительно набегающего потока остаточной атмосферы (тем самым минимизируются возмущающие аэродинамические моменты).

В зависимости от высоты полета и миделя наноспутника, плотности атмосферы планеты, величины гравитационных и аэродинамических моментов могут существенно различаться. На Рис. 1.6 приведен соответствующий график для КА, движущегося вокруг Земли по орбите, близкой Третьему советскому спутнику [18].

Величина

действующие на КА вблизи Земли

Из Рис. 1.6 видно, что для высот менее 400 км (для Земли) значение величины аэродинамического момента превышает значение гравитационного момента.

В зависимости от конкретной программы полета КА целесообразно применять ту или иную конструктивную схему наноспутника на базе активно-пассивного комплекса ГС - мРД (с буксируемым аэродинамическим экранам или без него).

В работе рассматривается вариант без аэродинамического экрана.

1.5. Разработка способов предварительного успокоения, ориентации (переориентации) и стабилизации КА

После отделения наноспутника от последней ступени РН (РБ) выполняется операция его предварительного успокоения. В данном случае осуществляется развертывание ГС - при этом увеличиваются значения инерционных параметров и, соответственно, уменьшается значение приобретенной вследствие разделения угловой скорости (закрутки) КА. Диссипирующие свойства демпфера обеспечивают последующее рассеяние энергии углового движения наноспутника. Однако при отсутствии внешнего трения этот процесс, во-первых, чрезвычайно растянут во времени, во-вторых, обладает свойством самоподдерживаться вследствие непрерывного изменения направления вектора местной вертикали при орбитальном движении КА.

Применение предложенного в работе активно-пассивного комплекса ГС-мРД [42, 44-51] позволяет наноспутнику осуществлять предварительное успокоение посредством одиночного или залпового включения мРД (в зависимости от располагаемой тяги единичного микрореактивного двигателя и потребного силового импульса), размещаемых в блоке на дальнем относительно центра масс КА конце гравитационного стабилизатора (Рис. 1.2). Вектор тяги каждого мРД перпендикулярен продольной оси ГС (из условия максимизации момента силы). При этом включение мРД производится в момент пересечения дальним относительно центра масс наноспутника концом ГС с блоком мРД местной вертикали (Рис. 1.7), что обеспечивает рациональное проведение

данной операции с точки зрения расхода рабочего тела, точности регулирования, потребного силового импульса, простоты программно-аппаратной реализации блока управления [39] мРД и времени успокоения

РН местная вертикаль -

положение динамического , _рабновесия ГС_

Рис. 1.7. Схема предварительного успокоения КА Здесь V - вектор линейной скорости блока мРД; Р - вектор тяги

Аналогично решается задача поддержания заданного положения главной оси инерции наноспутника в пространстве - то есть его требуемая стабилизация (Рис. 1.8). За счет использования мРД существенно уменьшается амплитуда либрационных угловых колебаний КА (относительно положения его устойчивого динамического равновесия -местной вертикали) и увеличивается быстродействие системы стабилизации. При этом, как правило, задействуется меньшее количество мРД (поскольку уровень возмущений обычно ниже, чем при предварительном успокоении).

При осуществлении операции ориентации (переориентации) наноспутника включение мРД производится в момент максимума отклонения продольной оси ГС от положения его динамического равновесия, совпадающего с местной вертикалью (Рис. 1.9). В этом случае

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Петухов, Роман Андреевич, 2015 год

Список используемой литературы

1. Афанасьев И. В Сколково будут делать микроспутники // Новости космонавтики. 2012. № 9. С. 60-61.

2. Афанасьев И. Громкое эхо Н-1 или Первый полет Антареса // Новости космонавтики. 2013. № 6. С. 39-40.

3. Афанасьев И. Ковчег №12. Нанопопутчики // Новости космонавтики. 2013. №6. С. 35-37.

4. Афанасьев И. Космический детский сад // Новости космонавтики. 2008. № 6. С. 34-36.

5. Афанасьев И. Кубсаты // Новости космонавтики. 2010. № 9. С. 31.

6. Афанасьев И. Малые спутники Берлинского университета // Новости космонавтики. 2011. № 1. С. 42-44.

7. Афанасьев И., Воронцов Д. Наноракета для наноспутников? // Новости космонавтики. 2007. № 7. С. 39-40.

8. Афанасьев И. Пикосаты // Новости космонавтики. 2013. № 10. С. 28-29.

9. Афанасьев И., Красильников А., Ильин А. Рабочая площадка МАК8 2013 //Новости космонавтики. 2013. № Ю. С. 7-8.

10. Афанасьев И. Ренессанс малых спутников? // Новости космонавтики.

2011. № 11. С. 65.

11. Афанасьев И. Семеро малых // Новости космонавтики. 2013. №4. С. 37-39.

12. Афанасьев И. США остались с Ж)88лом // Новости космонавтики.

2012. № 11. С. 21-23.

13. Афанасьев И. Громкое эхо Н-1 или Первый полет Антареса // Новости космонавтики. 2013. № 6. С. 39-40.

14. Афанасьев И. Таурус утопил полмиллиарда долларов // Новости космонавтики. 2011. № 5. С. 40.

15. Афанасьев И. Тенденция, однако... К вопросу о переходе спутников в зону микро // Новости космонавтики. 2012. № 5. С. 30-32.

16. Афанасьев И. Viva LTtalia! Дебют Веги // Новости космонавтики. 2012. №4. С. 30-33.

17. Батурин Ю.М., Афанасьев И.Б. Мировая пилотируемая космонавтика. История. Техника. Люди. / Под ред. Ю.М. Батурина. М.: РТСофт, 2005. 747 с.

18. Белецкий В.В. Движение искусственного спутника относительно центра масс. М.: Наука, 1965. 416 с.

19. Воронов Е.М. Методы оптимизации управления многообъектными многокритериальными системами на основе стабильно-эффективных игровых решений: Учебник / Под ред. Н.Д. Егупова. М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2001. 576 с.

20. Равновесно-арбитражная многокритериальная балансировка каналов в многосвязном регулировании и управлении / Е.М. Воронов [и др.] // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Серия Приборостроение. 2007. № 4. С. 99-119.

21. Дружинин П., Розенблюм JI. Первый космический аппарат Эстонской Республики // Новости космонавтики. 2013. № 7. С. 31-33.

22. Дьяконов В.П. MATLAB 6/6.1/6.5 + Simulink 4/5 в математике и моделировании. М.: COJIOH-Пресс, 2003. 576 с.

23.ЖуравинЮ. Военно-европейский старт. В полете КА Helios, Essaim 1...4, Parasol и Nanosat 01 // Новости космонавтики. 2005. №2. С. 15-16.

24. Способ группового орбитального движения искусственных спутников: заявка 2011153048 РФ / P.A. Петухов [и др.]; заявл. 27.12.2011; опубл. 10.07.2013. Бюл. № 19.

25. Землякова Е. Белая ворона метеопрограммы США. На орбите - нулевое звено системы JPSS // Новости космонавтики. 2011. № 12. С. 43.

26. Землякова Е. Старт Днепра: советские технологии на благо европейских заказчиков // Новости космонавтики. 2010. № 8. С. 32-33.

27. Землякова Е. Тропические страсти в холодном космосе. Запуск индийской РН с научными спутниками // Новости космонавтики. 2011. № 12. С. 32-33.

28. Землякова Е. Prisma: нас уже двое! // Новости космонавтики. 2010. № 10. С. 28-31.

29. Инженерный справочник по космической технике / A.A. Алатырцев [и др.]; под ред. A.B. Солодова. М.: Воениздат, 1977. 430 с.

30. Копик А. Можаец не отделился от Космоса-ЗМ. Еще пять малышей вышли на орбиты // Новости космонавтики. 2005. № 12. С. 46-47.

31. Копик A. Pehuensat-1 // Новости космонавтики. 2007. № 3. С. 15.

32. Кошкин Н.И. Элементарная физика: Справочник. М.: Наука, 1991. 240 с.

33. Красильников А., Хохлов А. Полет экипажа МКС-33 // Новости космонавтики. 2012. № 12. С. 21-22.

34. Кучейко А. Индийский разведчик под прикрытием и четыре малых аппарата-попутчика // Новости космонавтики. 2010. № 9. С. 29-30.

35. Ландау J1.Д., ЛифшицЕ.М. Теоретическая физика: Учеб. пособ.: Для вузов. В 10 т. Т. 1. Механика. М.: ФИЗМАТ ЛИТ, 2007. 224 с.

36. Левантовский В.И. Механика космического полета в элементарном изложении. М.: Наука, 1980. 512 с.

37. Лисов И. Первый Гаофэнь и его попутчики // Новости космонавтики. 2013. №6. С. 48-49.

38. Методы классической и современной теории автоматического управления: Учебник в 5 т. Т.1: Математические модели, динамические характеристики и анализ систем автоматического управления / К.А. Пупков [и др.]; под ред. К.А. Пупкова и Н.Д. Егупова. М.: Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2004. 656 с.

39. Микрин Е.А. Бортовые комплексы управления космических аппаратов. М.: Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2014. 245 с.

40. Мохов В. Сферы студенческих интересов // Новости космонавтики. 2006. №7. С. 18.

41. Овчинников М.Ю. Малыши завоевывают мир // keldysh.ru: сайт ИПМ им. М.В. Келдыша РАН. URL. http://www.keldysh.ru/events/ovch.pdf (дата обращения 21.11.2013).

42. Определение научно и технически обоснованного облика, состава и характеристик эффективной системы дистанционного зондирования Земли, объединяющей и использующей преимущества космических и беспилотных летательных аппаратов: отчет о НИР по теме «Многоуровневая авиационно-космическая система» / ОАО «ВПК «НПО машиностроения». Руководитель темы JI.C. Точи лов Исполнители P.A. Петухов [и др.]. ГР 01200960478, Инв. № 127/12-6. Реутов, 2011. 306 с.

43. Ориентация искусственных спутников в гравитационных и магнитных полях / В.И. Боевкин [и др.]. М.: Наука, 1976. 304 с.

44. Способ активно-пассивного успокоения, ориентации и стабилизации космического аппарата: патент 2463221 РФ / P.A. Петухов [и др.]; заявл. 21.02.2011; опубл. 10.10.2012. Бюл. № 28.

45. Петухов P.A. Активно-пассивная система предварительного успокоения, ориентации и стабилизации наноспутника // Научные материалы Второй международной научно-технической конференции Аэрокосмические технологии, посвященной 95-летию со дня рождения академика В.Н. Челомея. Москва. 2009. С. 210-211.

46. Петухов P.A., Евстифеев В.В. Активно-пассивное управление наноспутником // Актуальные проблемы Российской космонавтики: Труды XXXV академических чтений по космонавтике. Москва. 2011. С. 487-488.

47. Петухов P.A., Евстифеев В.В., Палкин М.В. Комбинированная система управления угловым движением малого космического аппарата // Мехатроника, автоматизация, управление. 2014. № 4. С. 62-67.

48. Петухов P.A., Еветифеев B.B. Перспективная комбинированная система стабилизации и ориентации малых космических аппаратов // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Серия Приборостроение. 2012. № 1. С. 60-72.

49. Петухов P.A., Еветифеев В.В. Применение гравитационного стабилизатора и реактивных микродвигателей на космических аппаратах малой размерности // Актуальные проблемы Российской космонавтики: Труды XXXIV академических чтений по космонавтике. Москва. 2010. С. 471-472.

50. Равновесный арбитражный алгоритм сбалансированного управления спутником многообъектной спутниковой конфигурации / P.A. Петухов [и др.] // Труды Десятого международного симпозиума Интеллектуальные системы. Москва. 2012. С. 374-377.

51. Петухов P.A., ПалкинМ.В. Управление угловым движением малого космического аппарата // Наука и образование. МГТУ им. Н.Э. Баумана. Электрон. Журнал. 2013. №10. Режим доступа: http://technomag.edu.ru/doc/574636.html.

52. Поваляев A.A., Вейцель A.B., Мазепа Р.Б. Глобальные спутниковые системы синхронизации и управления движением в околоземном пространстве / Под ред. A.A. Поваляева. М.: Вузовская книга, 2012. 188 с.

53. Розенблюм JI. Израиль предлагает проект лунного субспутника // Новости космонавтики. 2005. № 5. С. 46.

54. Соболев И. Солнечный рассвет // Новости космонавтики. 2006. № 11. С. 43.

55. Фильчаков П.Ф. Справочник по высшей математике. Киев: Наукова думка, 1974. 744 с.

56. Черный И. Бинокль в небе: от спутника для комбата к спутнику для солдата // Новости космонавтики. 2013. № 2. С. 47.

57. Черный И. Кубсаты цвета хаки // Новости космонавтики. 2012. № 12. С. 43.

58. Черный И. Конкурс на микроноситель отменен // Новости космонавтики. 2013. № 1. С. 59.

59. Черный И. Микроспутники помогут военным лучше видеть // Новости космонавтики. 2011. № 12. С. 54-55.

60. Черный И. Он живой и светится! NanoSail-D развернул солнечный парус // Новости космонавтики. 2011. № 3. С. 47.

61. Черный И. Созвездие Минотавра // Новости космонавтики. 2011. № 1. С. 30-32.

62. The Capture and Stability of the Lidos Gravity-Gradient Satellite in an Eccentric Orbit / D.K. Anand [et al] // AIAA/AAS Astrodynamics Conference: Paper, No. 69-921. N.Y.: American Institute of Aeronautics and Astronautics. 1969.

63. Microsatellite Propulsion and Attitude Control System // design.caltech.edu: сайт разработчика микрореактивных двигателей. URL. http://www.design.caltech.edu/micropropulsion/index.html (дата обращения 02.07.2013).

64. Nano Satellite Beacons for Space Weather Monitoring: Final Report / Science & Technology Facilities Council Rutherford Appleton Laboratory; SWNS-RAL-RP-0001, Issue 1.0. 2008. 119 p.

65. What is MEMS Technology? // www.mems-exchange.org: сайт, посвященный технологии МЭМС. URL. https://www.mems-exchange.org/MEMS/what-is.html (дата обращения 02.07.2013).

66. Бирюков В.Г. Задачи определения ориентации и управления угловым движением твердого тела (космического аппарата): дис. ... канд. тех. наук: 05.13.01. Саратов. 2005. 151 с.

67. Еленев Д.В. Аэродинамическая стабилизация с помощью тросовой системы космических аппаратов при спуске в атмосфере: дис. ... канд. тех. наук: 05.07.09. Самара. 2007. 117 с.

68. Ролдугин Д.С. Исследование быстродействия и точности алгоритмов активной магнитной системы ориентации малого спутника: дис. ... канд. тех. наук: 01.02.01. Москва. 2013. 129 с.

69. Сафронов C.JI. Разработка методики проектирования универсальных платформ малых космических аппаратов научного назначения: дис. ... канд. тех. наук: 05.07.02. Самара. 2012. 149 с.

70. Якутии A.B. Математическое моделирование и численный анализ рабочих процессов в микро-ЖРД на базе МЭМС-технологий: дис. ... канд. тех. наук: 05.07.05. Москва. 2010. 120 с.